CN106292332B - 基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法 - Google Patents

基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供的基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，包括：通过数值仿真确定可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，并通过多次迭代修正该函数关系，利用实测的阻力加速度测量值，通过数值积分实时计算产生的速度增量，当计算产生的速度增量与预期速度增量一致时，使探测器由状态A切换到状态B。本发明是一种能够仅依靠实测阻力值的气动捕获制导方法，通过数值拟合的方式建立了某一时刻加速度值与速度增量的函数关系，显著降低了探测器的实时运算能力需求，并且能够有效克服初始进入参数和大气模型误差的影响，具有工程应用价值。

Description

基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法
技术领域
本发明涉及航天器导航、制导与控制领域，具体是一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法。
背景技术
对于行星环绕探测，探测器到达目标后必须进行制动减速以保证被行星捕获，随后降低轨道进行科学观测，速度增量需求很大，探测器必须携带大量燃料。为了能够尽量减小燃料携带量，可利用行星大气的阻力作用来降低探测器飞行速度，实现气动捕获。
气动捕获过程无需消耗燃料，可以显著降低速度增量需求，但是需要对探测器进行实时的制导与控制，因此气动捕获的制导算法是影响捕获效果的关键因素。
气动捕获制导方法与探测器构型相关，目前的研究主要针对常规钝头倒锥构型，对于通过分离实现阻力面积调整的可分离式探测器气动捕获制导方法的研究尚属空白，因此，提出基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，以满足行星探测任务总体设计的需求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法。本发明针对可分离式探测器的特点，能够确保探测器以一定精度到达预定的捕获轨道。
根据本发明提供的一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，包括：
通过数值仿真确定可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，并通过多次迭代修正该函数关系，利用实测的阻力加速度测量值，通过数值积分实时计算产生的速度增量，当计算产生的速度增量与预期速度增量一致时，使探测器由状态A切换到状态B。
根据本发明提供的一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，包括：
根据探测器捕获前的双曲轨道和目标轨道参数，确定需要通过气动捕获消耗的速度增量ΔVdesired；
在同一假设条件下，得到探测器分别以β1、β2两种不同弹道系数进行气动捕获的阻力变化特征；其中，β1对应状态A，β2对应状态B；
根据弹道系数β1对应的阻力变化特征，通过多次数值仿真计算出采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2；其中，对于初始进入时刻，采用相对时间来代替绝对时间，具体地：探测器记录阻力加速度第一次达到5m/s2的时刻为T1，并以T1为起点记录T1+20s时的阻力加速度值D20，通过多次数值仿真得到D20与ΔV2的对应关系，利用四次多项式拟合，得到函数关系其中，a3,a2,a1,a0为多项式系数；对所述函数关系进行修正，修正量ΔV2correct采用多项式拟合：其中，b4,b3,b2,b1,b0为多项式系数；
当探测器采用弹道系数β1飞行时，获取实时测量的探测器加速度D1，根据已知的β1与β2计算出ΔV2，实时计算出采用弹道系数β1相对于采用弹道系数β2而产生的额外速度增量dVa；
当ΔV2+dVa＝ΔVdesired时，即认为是状态A和状态B的切换时刻。
优选地，在不考虑探测器参数误差的情况下，认为采用弹道系数β2飞行的探测器在经过气动捕获时而产生的速度增量ΔV2仅与初始进入参数和大气模型误差有关，通过多次数值仿真得到采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2。
优选地，所述可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，是采用离线函数拟合的方式所建立的函数关系，以降低在轨应用时的计算需求。
优选地，状态A和状态B的切换时刻，是指：探测器分离时刻。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明是一种优选可以仅依靠实测阻力值的气动捕获制导方法，通过数值拟合的方式建立了某一时刻加速度值与速度增量的函数关系，显著降低了探测器的实时运算能力需求，并且能够有效克服初始进入参数和大气模型误差的影响，具有工程应用价值。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明探测器构型示意图；
图2为本发明方法流程图；
图3为本发明两种不同弹道系数所对应的阻力变化曲线；
图4为本发明建立的ΔV2与D20之间的关系曲线；
图5为本发明考虑误差修正的两种不同弹道系数所对应的阻力变化曲线；
图6为本发明建立的ΔV2与D20之间的误差修正曲线；
图7为本发明的仿真验证曲线。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，包括：
通过数值仿真确定可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，并通过多次迭代修正该函数关系，利用实测的阻力加速度测量值，通过数值积分实时计算产生的速度增量，当计算产生的速度增量与预期速度增量一致时，使探测器由状态A切换到状态B。
具体地，所述基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，包括：
根据探测器捕获前的双曲轨道和目标轨道参数，确定需要通过气动捕获消耗的速度增量ΔVdesired；
在同一假设条件下，得到探测器分别以β1、β2两种不同弹道系数进行气动捕获的阻力变化特征；其中，β1对应状态A，β2对应状态B；
根据弹道系数β1对应的阻力变化特征，通过多次数值仿真计算出采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2；其中，对于初始进入时刻，采用相对时间来代替绝对时间，具体地：探测器记录阻力加速度第一次达到5m/s2的时刻为T1，并以T1为起点记录T1+20s时的阻力加速度值D20，通过多次数值仿真得到D20与ΔV2的对应关系，利用四次多项式拟合，得到函数关系其中，a3,a2,a1,a0为多项式系数；对所述函数关系进行修正，修正量ΔV2correct采用多项式拟合：其中，b4,b3,b2,b1,b0为多项式系数；
当探测器采用弹道系数β1飞行时，获取实时测量的探测器加速度D1，根据已知的β1与β2计算出ΔV2，实时计算出采用弹道系数β1相对于采用弹道系数β2而产生的额外速度增量dVa；
当ΔV2+dVa＝ΔVdesired时，即认为是状态A和状态B的切换时刻。
其中，在不考虑探测器参数误差的情况下，认为采用弹道系数β2飞行的探测器在经过气动捕获时而产生的速度增量ΔV2仅与初始进入参数和大气模型误差有关，通过多次数值仿真得到采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2。
所述可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，是采用离线函数拟合的方式所建立的函数关系，以降低在轨应用时的计算需求。
优选地，状态A和状态B的切换时刻，是指：探测器分离时刻。
本发明提供了一种仅依靠实测阻力值的气动捕获制导方法，通过数值拟合的方式建立了某一时刻加速度值与速度增量的函数关系，显著降低了探测器的实时运算能力需求，并且能够有效克服初始进入参数和大气模型误差的影响，具有工程应用价值。
在一个实施例中，以充气可分离式探测器为背景进行分析。探测器构型如图1所示，有两种状态：状态A和状态B，对应的弹道系数分别为β1和β2。
本发明的算法流程如图2所示，具体步骤包括：
步骤1：根据探测器捕获前的双曲轨道和目标轨道参数，计算出需要通过气动捕获消耗的速度增量ΔVdesired，通过分析确定探测器在A和B两种状态下的弹道系数β1和β2，并比较两种状态下的阻力变化特征，如图3所示。
步骤2：通过多次数值仿真计算出采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2。
步骤3：由于初始时刻很难精确确定，所以采用相对时间来代替绝对时间，具体是探测器记录阻力加速度第一次达到5m/s2的时刻为T1，并以此为起点记录T1+20s时的阻力加速度值D20，通过多次数值仿真得到D20与ΔV2的对应关系，利用四次多项多项式拟合，得到二者之间的函数关系对应的曲线如图4所示。
步骤4：由于弹道系数切换后阻力加速度变化与单弹道系数β2的阻力变化不一致，实际加速度变化特征如图5所示。需对步骤3得到的函数关系式进行修正。修正量仍采用多项式拟合，修正曲线如图6所示。
步骤5：当探测器采用β1弹道系数飞行时，可获取实时测量的探测器加速度D1，根据已知的β1与β2的关系计算出ΔV2，通过积分计算出采用弹道系数β1相对于采用弹道系数β2而产生的额外速度增量dVa。
步骤6：根据获取的阻力测量值实时计算dVa，当ΔV2+dVa＝ΔVdesired时，即为探测器状态切换时刻。
本发明的有效性通过蒙特卡洛仿真进行验证，如图7所示。仿真结果表明本发明能够有效克服初始进入参数和大气模型不确定性误差的影响，确保探测器通过气动捕获而产生的速度增量在可控范围内。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (3)

1.一种基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，其特征在于，包括：
根据探测器捕获前的双曲轨道和目标轨道参数，确定需要通过气动捕获消耗的速度增量ΔVdesired；
在同一假设条件下，得到探测器分别以β1、β2两种不同弹道系数进行气动捕获的阻力变化特征；其中，β1对应状态A，β2对应状态B；
根据弹道系数β1对应的阻力变化特征，通过多次数值仿真计算出采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2；其中，对于初始进入时刻，采用相对时间来代替绝对时间，具体地：探测器记录阻力加速度第一次达到5m/s2的时刻为T1，并以T1为起点记录T1+20s时的阻力加速度值D20，通过多次数值仿真得到D20与ΔV2的对应关系，利用四次多项式拟合，得到函数关系其中，a3,a2,a1,a0为多项式系数；对所述函数关系进行修正，修正量ΔV2correct采用多项式拟合：其中，b4,b3,b2,b1,b0为多项式系数；
当探测器采用弹道系数β1飞行时，获取实时测量的探测器加速度D1，根据已知的β1与β2计算出ΔV2，实时计算出采用弹道系数β1相对于采用弹道系数β2而产生的额外速度增量dVa；
当ΔV2+dVa＝ΔVdesired时，即认为是状态A和状态B的切换时刻；
状态A和状态B的切换时刻，是指：探测器分离时刻。
2.根据权利要求1所述的基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，其特征在于，在不考虑探测器参数误差的情况下，认为采用弹道系数β2飞行的探测器在经过气动捕获时而产生的速度增量ΔV2仅与初始进入参数和大气模型误差有关，通过多次数值仿真得到采用弹道系数β2飞行时，不同初始进入参数和大气模型误差所对应的速度增量ΔV2。
3.根据权利要求1所述的基于阻力测量的可分离式探测器气动捕获制导方法，其特征在于，可产生的预期速度增量与某一时刻阻力加速度的函数关系，是采用离线函数拟合的方式所建立的函数关系，以降低在轨应用时的计算需求。
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Families Citing this family (1)

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CN111486755B (zh) * 2020-03-24 2021-01-26 北京理工大学 一种可变气动外形制导装备的落速控制方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2402467C1 (ru) * 2009-09-01 2010-10-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Способ управления полетом исследовательского аппарата в атмосфере планеты
CN103412569B (zh) * 2013-07-11 2016-04-20 上海卫星工程研究所 一种火星捕获过程自主管理方法
CN103921957B (zh) * 2014-01-16 2015-12-30 中国人民解放军国防科学技术大学 一种探月飞船跳跃式再入的跃起点能量管理方法
CN104648695B (zh) * 2014-12-18 2016-08-24 北京控制工程研究所 一种基于倾侧角可用性的再入走廊最优规划方法
CN104714553B (zh) * 2015-01-14 2017-03-29 西北工业大学 基于几何规划的滑翔飞行器末端能量管理轨迹规划方法
CN105486314A (zh) * 2015-11-24 2016-04-13 南京航空航天大学 对月球空间无缝覆盖的拉格朗日导航星座及其构建方法
CN105509750B (zh) * 2015-11-27 2018-02-06 上海卫星工程研究所 一种天文测速与地面无线电组合的火星捕获段导航方法
CN105444811B (zh) * 2015-11-30 2018-08-10 上海卫星工程研究所 可分离式小行星探测器

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